EP4545406B1 - Procédé de contrôle d'un giravion, giravion et programme d ordinateur associes - Google Patents

Procédé de contrôle d'un giravion, giravion et programme d ordinateur associes

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EP4545406B1
EP4545406B1 EP24182083.6A EP24182083A EP4545406B1 EP 4545406 B1 EP4545406 B1 EP 4545406B1 EP 24182083 A EP24182083 A EP 24182083A EP 4545406 B1 EP4545406 B1 EP 4545406B1
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EP
European Patent Office
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torque limit
limit
engine
rotorcraft
regulated
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Robin Moret
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Airbus Helicopters SAS
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Airbus Helicopters SAS
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Publication date
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    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/052—Torque

Definitions

  • the rotorcraft To set the rotor(s) in motion, the rotorcraft includes a propulsion system, possibly multi-engine, and a power transmission chain running from the engines to one or more rotors.
  • a propulsion system possibly multi-engine
  • a power transmission chain running from the engines to one or more rotors.
  • the present invention aims to provide a method for limiting the workload of a crew in the event of a failure of an engine control system on a multi-engine rotorcraft, or in the absence of control of one of the engines. Furthermore, this method allows a pilot to perform piloting maneuvers safely, without risking damage to the rotorcraft's mechanical drive system.
  • the step of determining at least one residual combined torque limit is implemented in flight after identifying an unregulated N2' engine.
  • the control system controller can calculate the residual combined torque limit(s) based on, firstly, at least one permissible combined torque limit of the component(s) of a combiner in the transmission system, and secondly, the first current operating torque transmitted by the unregulated N2' engine.
  • the control system controller then identifies the critical torque limit by comparing the values of at least one first input torque limit, second input torque limit and at least one residual combined torque limit.
  • Such a control process thus makes it possible to protect the components of a transmission system, and in particular by limiting the torque transmitted by motors to a power transmission chain, in the event of a lack of regulation of one of the motors.
  • each of the first and second input torque limits can be defined for a maximum duration of use corresponding to a particular operating regime.
  • first input torque limits for a first coupling can then form a first set of input torque limits
  • second input torque limits for a second coupling can then form a second set of input torque limits.
  • each residual combined torque limit can also be defined for a maximum duration of use corresponding to a particular operating regime.
  • Several residual combined torque limits for a component of the combiner can then form a set of residual combined torque limits.
  • the residual combined torque limit of an assembly corresponding to an operating regime is compared with the input torque limits of the first set and the second set corresponding to this same operating regime.
  • control process can implement simultaneously or sequentially several identifications of a critical torque limit for several operating regimes.
  • the identification of an unregulated engine in N2' can be carried out in flight and result from a command voluntarily issued by the pilot, for example, for flight training purposes.
  • the identification of an unregulated engine in N2' can also be carried out in flight as a result of a technical problem.
  • identifying an unregulated engine in N2' can be an identification of a failure of the second regulation system.
  • Such a failure could, for example, consist of a malfunction in one of the electronic boards of the secondary control system and can be detected by identifying an inconsistency between input data.
  • this failure of the secondary control system can indeed be identified when the fuel flow rate admitted by a fuel metering device does not attempt to approach the received flow rate setpoint.
  • control setpoint limit can be generated so that a second current torque of operation transmitted by the at least one first output shaft said at least one first coupling of the transmission system is maintained equal to or less than the critical torque limit.
  • said at least a first control system can regulate the fuel flow supplied by said at least a first fuel metering device as a function of a first rotation speed setpoint Nrref1 of at least one lift rotor.
  • this initial rotational speed setpoint Nrref1 can be equal to a predetermined reference value or calculated from a predetermined reference value, and for example, be equal to 105% of a predetermined reference value.
  • Such an initial rotational speed setpoint can correspond to one or more initial operating regimes of the rotorcraft in which one engine among all the engines is unable to transmit engine torque to the rotor.
  • said at least a first control system can regulate the fuel flow supplied by said at least a first fuel metering device as a function of a second rotational speed setpoint Nrref2 of said at least one lift rotor, the second rotational speed setpoint Nrref2 being lower than the first rotational speed setpoint Nrref1.
  • this second rotational speed setpoint Nrref2 can be equal to a predetermined reference value or calculated from a predetermined reference value, and for example, be equal to 100% of a predetermined reference value.
  • This second rotational speed setpoint can correspond to one or more second operating regimes of the rotorcraft in which all engines are capable of transmitting engine torque to the lift rotor.
  • this second rotation speed setpoint Nrref2 can also be determined by ground tests, flight tests or simulations.
  • This second rotation speed instruction Nrref2 can thus be stored prior to a mission of the rotorcraft in at least one memory on board the rotorcraft.
  • the value(s) of said at least one critical torque limit are in this case not affected by said at least one second limit indicator.
  • the computer program is, for example, executed by a computer or calculator, comprising at least one processor, at least one integrated circuit, at least one programmable system, at least one logic circuit, and a memory, these examples not limiting the scope given to the expression "computer” or "calculator”.
  • the invention relates to a method for controlling a rotorcraft.
  • such a rotary-wing aircraft 1 comprises at least two combustion engines 2, 3, of which a first engine 2 and a second engine 3.
  • the engines 2, 3 are capable of transmitting engine torque, via a transmission system 4, to at least one lift rotor 16 ensuring at least one lift in the air of the rotary-wing aircraft 1.
  • the engines 2, 3 are thus connected to the transmission system 4 which is connected to at least one lift rotor 16 equipped with blades 17.
  • the transmission system 4 includes at least one first coupling 25 connected with at least one first output shaft 5 of the first motor 2 and a second coupling 26 connected with a second output shaft 6 of the second motor 3 and at least one output shaft 18 connected to the lift rotor 16.
  • the transmission system 4 includes several internal components such as gears, speed reduction stages and at least one combiner 7 for example.
  • such a rotorcraft 1 also includes at least one first control system 12 for regulating the fuel intake of the first engine 2.
  • the rotorcraft 1 may include a second control system 13 for modifying the fuel intake of the second engine 3.
  • the first engine 2 is supplied with fuel by a first fuel metering unit 22 controlled by the first control system 12.
  • the first engine 2 is thus hereafter referred to as an N2-regulated engine corresponding to the rotational speed N2 of the first output shaft 5.
  • the first fuel metering unit 22 is then capable of modifying a fuel flow transmitted to the N2-regulated engine 2 according to a position or flow rate setpoint transmitted by the first control system 12.
  • the second engine 3 can be fueled by a second fuel metering unit 23 controlled by a second control system 13.
  • the control of this system is not based on the N2' speed corresponding to the rotational speed N2' of the second output shaft 6, or it may be controlled without the second control system 13 when the latter malfunctions or seizes.
  • the second engine 3 may not be regulated at N2'.
  • the second engine 3 can thus be referred to hereafter as an engine not regulated at N2' within the context of the method of the invention.
  • control system 10 connected, either wired or wirelessly, at least to the first control system 12, and possibly also to the second control system 13 when the latter is present.
  • a control system 10 may include, for example, a controller 11 comprising one or more sensors, one or more computers and at least one memory 14, at least one integrated circuit, at least one programmable system, at least one logic circuit; these examples do not limit the scope given to the expression "control system.”
  • the term "computer” may refer to a processor, a central processing unit (CPU), a graphics processing unit (GPU), a digital signal processor (DSP), a microcontroller, etc.
  • memory 14 can be used to store a computer program implementing the control method according to the invention.
  • controller 11 of the control system 10 is configured to determine whether a motor is an N2 regulated motor or an N2' unregulated motor.
  • control process 30, 40 then includes an identification 31, 41, by the controller 11, of a motor regulated in N2 2 among the at least two motors 2, 3 and an identification 32, 42, by the controller 11, of a motor not regulated in N2' 3 among the at least two motors 2, 3.
  • the engine not regulated in N2' can be an engine configured not to be regulated in N2' or an engine initially regulated in N2'. Except in the event of a failure, this engine is therefore supplied with fuel at a regulated N2' fuel flow rate provided by the second fuel metering unit 23, controlled according to a flow setpoint transmitted by the second regulation system 13.
  • the identification 32 of an unregulated motor in N2' 3 can thus be implemented by identifying a failure of the second regulation system 13.
  • the control method 30, 40 includes a determination 33, 43 of at least a first permissible input torque limit E1 for the first coupling(s) 25 of the transmission system 4 and a determination 34, 44 of a second permissible input torque limit E2 for the second coupling 26 of the transmission system 4.
  • the first permissible input torque limit(s) E1 and the second permissible input torque limit E2 can be determined prior to a routine mission of the rotorcraft 1 through flight tests, bench tests, or simulations. These first and second input torque limits E1, E2 can then be stored in the memory 14 of the control system 10.
  • Such a control method 30, 40 then involves determining 35, 45 a first operating current torque C1 transmitted by the second output shaft 6 to the second coupling 26
  • Such a first operating current torque C1 can in particular be determined by a calculation carried out by the controller 11 of the control system 10 from a current power delivered by the unregulated motor in N2' 3 and a rotation speed of the second output shaft 6.
  • Such a first operating current torque C1 can also be measured by torque sensors.
  • sensor we mean here a physical sensor capable of directly measuring the parameter in question, in this case the first current operating couple, but also a system which may include one or more physical sensor(s) as well as signal processing means to provide an estimate of the parameter in question from the measurements provided by these physical sensors.
  • control method 30, 40 includes a determination 34, 44 of at least one permissible residual combined torque limit CR1 for at least one component of the combiner 7 of the transmission system 4.
  • Such at least one residual combined torque limit CR1 is further calculated by the controller 11 of the control system 10 as a function of the first current operating torque C1 transmitted by the second shaft 6 of the unregulated motor in N2' 3.
  • a residual combined torque limit CR1 is thus equal to the difference between an permissible combined torque limit Cadm for a component of the combiner 7 and the product between the first current operating torque C1 and a reduction coefficient Z between a rotation speed of the second coupling 26 and a rotation speed of the component of the combiner 7.
  • this permissible torque limit (Cadm) can be determined prior to a routine mission of the rotorcraft 1 through flight tests, bench tests, or simulations. This permissible torque limit (Cadm) can also be stored in memory 14 of the control system 10.
  • the control method 30, 40 then includes an identification 37, 47 by the controller 11 of the control system 10 of at least one critical torque limit CC1.
  • a critical torque limit CC1 is then identified as the smallest of the values among the first input torque limit(s) E1, the second limit of input torque E2 and the residual combined torque limit(s) CR1.
  • the control process 30, 40 finally includes the generation 38, 48 of a control setpoint limit COM of the first control system(s) 22 for the motor(s) 2 regulated in N2.
  • a control setpoint limit COM is then generated by the controller 11 of the control system 10 as a function of at least one critical torque limit CC1.
  • This generation step 38 of the control setpoint limit COM of the first control system(s) 22 makes it possible to automatically limit the total power transmitted jointly by the motors 2 and 3 to the transmission system 4 in order to prevent exceeding an input torque limit E1, E2 or a residual combined torque limit CR1.
  • the control system 10 can thus limit the COM control setpoint in order to respect at least one critical torque limit CC1.
  • said at least one first control system 12 can regulate the fuel flow supplied by the first associated fuel metering unit 22 according to a first rotational speed setpoint Nrref1 of at least one lift rotor 16 of the rotorcraft 1.
  • a first rotational speed setpoint Nrref1 may also correspond to a nominal rotational speed of the lift rotor(s) 16 or be calculated from the nominal rotational speed, for example, by being equal to 105% of the nominal rotational speed.
  • This first rotational speed setpoint Nrref1 is also used, for example, when one of the engines 2 or 3 does not transmit engine torque to one of the first and second input shafts 5, 6.
  • said at least a first control system 12 can regulate the fuel flow supplied by said at least a first fuel metering device 22 as a function of a second rotational speed setpoint Nrref2 of the lift rotor(s) 16, the second rotational speed setpoint Nrref2 being lower than the first rotational speed setpoint Nrref1.
  • Such a second rotational speed setpoint Nrref2 can correspond to a rotational speed equal to 100% of the nominal rotational speed of the lift rotor(s) 16.
  • This second rotational speed setpoint Nrref2 can be used when each of the motors 2 and 3 transmits a motor torque respectively to the first and second input shafts 5, 6.
  • the control system 10 can then limit the power delivered by the N2 regulated motor(s) 2 according to the critical torque limit CC1.
  • the method 30 may include a generation 391 of information KOEI representative of an asymmetric operation, said OEI, of said at least two motors 2, 3.
  • the process 30 then includes a display 392 on a display 8 of at least one OEI limit indicator 9 corresponding to the asymmetric operation OEI.
  • Such a display 8 is, for example, formed by a screen equipping a dashboard of a rotorcraft cockpit 1 or by a system head-up display worn by a pilot and arranged for example on a helmet or glasses.
  • such a display 8 can also be located outside the gyroplane 1, for example when it is remotely piloted.
  • control process 30, 40 may include a preliminary determination 300, 400 of SAEO, SOEI threshold values of said at least one AEO limit indicator 19 and at least one OEI limit indicator 9.
  • control process 30, 40 may include storage 301, 401 of the SAEO, SOEI threshold values of said at least one AEO limit indicator 19 and at least one OEI limit indicator 9.
  • the rotorcraft 1 may also include an autopilot system 15, which has the capacity to act on the collective pitch of the blades of the lift rotor(s) 16. Such an autopilot system 15 is then connected by wired or wireless means to the control system 10.
  • the process 30, 40 can then include a calculation 393, 493 of the collective pitch margins MPC applicable to said blades 17.
  • the calculation 393, 493 can be implemented by the control system 10 which transmits it to the automatic piloting system 15.

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Description

  • La présente invention concerne un procédé de contrôle d'un giravion, un giravion et un programme d'ordinateur associés au procédé de contrôle.
  • Un giravion comporte au moins un rotor participant à sa sustentation, voire à sa propulsion.
  • Par exemple, un giravion peut comprendre un rotor principal participant à sa sustentation et à sa propulsion, ce rotor principal ayant des pales à pas variable collectivement et cycliquement. De plus, le giravion peut comprendre un système participant au contrôle du mouvement en lacet, tel qu'un autre rotor principal ou un rotor arrière par exemple. Le système de contrôle du pas est activable par exemple par le pilote ou l'équipage. Alternativement, le système est activable par un système de contrôle automatique, dit pilote automatique.
  • Pour mettre en mouvement le ou les rotors, le giravion comporte une installation motrice éventuellement multimoteur, et une chaine de transmission de puissance allant des moteurs à un ou des rotors.
  • Par exemple, deux moteurs sont connectés à une boite de transmission de puissance, cette boite de transmission de puissance mettant en mouvement le ou les rotors. La boîte de transmission de puissance comporte alors une entrée mécanique par moteur, les entrées mécaniques étant en prise avec un combinateur, le combinateur entrainant une sortie mécanique de la boite de transmission de puissance par rotor. Les entrées moteur, le combinateur, et les sorties mécaniques peuvent comprendre au moins un pignon ou une roue dentée, au moins un arbre, au moins un étage de réduction de vitesse...
  • Les moteurs peuvent être des moteurs thermiques possédant un arbre de sortie mis en mouvement via la combustion de carburant.
  • Par exemple, au moins un moteur peut être un turbomoteur muni d'un générateur de gaz et d'une turbine libre de travail connectée à l'arbre de sortie.
  • Chaque moteur peut être piloté par un système de régulation connu sous l'acronyme FADEC et l'expression anglaise « Full Authority Digital Engine Control ». Un tel système de régulation comporte un calculateur moteur en communication avec des senseurs mesurant des valeurs de paramètres de fonctionnement du moteur piloté, voire du giravion, tels qu'une vitesse de rotation d'un générateur de gaz ou d'une turbine libre, une température interne, une vitesse de rotation d'un rotor du giravion.
  • Ce calculateur moteur est alors configuré pour piloter un doseur de carburant alimentant le moteur associé afin, par exemple, de stabiliser une vitesse de rotation de l'arbre de sortie à une vitesse de consigne, quelle que soit la puissance consommée par cet arbre de sortie. Cette puissance varie en fonction des actions d'un pilote sur des commandes de vol, en particulier sur des commandes faisant varier collectivement et/ou cycliquement le pas des pales du rotor principal sur un hélicoptère. Alternativement, ces commandes peuvent être actionnées par un système de pilotage automatique.
  • La régulation en fonction de la vitesse de rotation (N2) de l'arbre de sortie du turbomoteur assure alors une adéquation permanente entre la puissance produite par les arbres de sortie des moteurs et la puissance consommée par le ou les rotors, de manière à ce que ce ou ces rotors tournent à une vitesse de rotation nominale compatible avec leur fonction de génération de sustentation du giravion.
  • Néanmoins, le calculateur moteur est configuré pour éviter que la puissance développée par un moteur génère le dépassement d'une limite mécanique acceptable par le moteur ou la chaîne de transmission. Usuellement, divers régimes de fonctionnement associés à des limites et des durées d'utilisation propres sont alors définis. Pour chaque régime de fonctionnement, ces limites peuvent comprendre, par exemple, une limite de couple d'un couple moteur délivré par un moteur, une limite d'une température interne d'un moteur, une limite de vitesse de rotation d'un arbre d'un moteur, une limite de couple d'au moins un organe de la chaine de transmission...
  • Sur un aéronef multimoteur, on connait des régimes de fonctionnement dits « AEO », pour l'expression anglaise « All Engines Operative » utilisables pendant certaines durées lorsque tous les moteurs fonctionnent normalement, et des régimes de fonctionnement dits « OEI », pour l'expression anglaise « One Engine Inoperative » utilisables pendant certaines durées lorsqu'un des moteurs est en panne. L'utilisation de certains régimes de fonctionnement peut induire une action de maintenance sur les moteurs, voire sur la chaîne de transmission de puissance.
  • Dès lors, un calculateur moteur pilote le doseur de carburant de manière à moduler la puissance du moteur associé. Un premier type de régulation consiste à faire tendre la vitesse de rotation de l'arbre de sortie vers une valeur de consigne, tout en évitant de dépasser une limite. Ce type de régulation est dénommée régulation en N2 car est dépendante de la vitesse de rotation de l'arbre de sortie du moteur associé.
  • Un autre type de régulation consiste à délivrer une puissance prédéfinie pour le moteur, par exemple pour atteindre un point de fonctionnement optimal en termes de rendement thermodynamique.
  • Toutefois dans le cas d'un giravion, il est avantageux qu'au moins un des moteurs soit régulé en fonction de la vitesse de rotation N2 de son arbre de sortie. En effet, une telle régulation dite « en N2 » permet d'éviter une diminution régulière de la vitesse de rotation NR du rotor de sustentation qui est elle-même directement liée à la vitesse de rotation N2.
  • Quand une limite est atteinte, le calculateur moteur limite le débit carburant transmis au moteur, et par conséquent la puissance délivrée par son arbre de sortie devient inférieure à la puissance nécessaire. Le pilote doit alors agir sur les commandes de vol pour réduire la puissance nécessaire au vol,
  • A cet effet, le giravion peut comprendre divers indicateurs permettant à un pilote d'évaluer la situation. Ces indicateurs peuvent comprendre un indicateur indiquant la vitesse de rotation du rotor principal et les limites associées, des indicateurs moteurs indiquant les valeurs courantes des paramètres de surveillance du moteur (température, régime, couple) et les limites associées, des indicateurs indiquant les valeurs courantes des paramètres de surveillance de la chaîne de transmission de puissance et les limites associées, un indicateur de première limitation affichant une information relative au paramètre le plus proche d'une de ces limites, parmi plusieurs paramètres surveillés.
  • Par ailleurs, en cas de défaillance ou de panne du système de régulation d'un moteur, le débit de carburant alimentant le moteur concerné est figé à la dernière valeur de débit utilisée. Un pilote en est informé et peut alors soit couper le moteur concerné par sécurité, soit poursuivre le vol en l'état, c'est-à-dire avec un moteur non régulé en N2.
  • En cas de poursuite du vol en l'état, le pilote doit s'assurer qu'aucune limite de la chaîne de transmission mécanique ne soit dépassée. Sur un giravion bimoteur, si un appel de puissance est effectué par un pilote pour effectuer une manœuvre, la somme des puissances délivrées par le moteur régulé en N2 et le moteur non régulé en N2 pourrait devenir supérieure à la valeur admissible par le combinateur d'une boîte de transmission de puissance par exemple.
  • De manière plus générale, la gestion d'une absence de régulation, qui peut être volontaire ou accidentelle, d'un des moteurs d'un giravion peut demander une charge de travail supplémentaire à l'équipage pour ne pas dépasser une limite de la chaîne de transmission mécanique.
  • En outre, les documents US 2019/382124 , US 2014/283527 , US 2016/221685 , EP 3251955 et US 2013/054053 concernent d'autres procédés de contrôle de giravions connus.
  • La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé permettant de limiter la charge de travail d'un équipage en présence d'une défaillance d'un système de régulation d'un moteur sur un giravion multimoteur ou en l'absence de régulation d'un des moteurs. En outre, ce procédé peut permettre à un pilote d'effectuer des manœuvres de pilotage en toute sécurité, sans risquer de dégrader la chaîne de transmission mécanique du giravion.
  • L'invention se rapporte donc à un procédé de contrôle d'un giravion, le giravion comportant, au moins deux moteurs à combustion, au moins un système de régulation et un système de transmission, lesdits au moins deux moteurs étant reliés mécaniquement au système de transmission respectivement par au moins deux accouplements.
  • Selon l'invention, un tel procédé de contrôle est remarquable en ce qu'il comporte au moins les étapes suivantes :
    • identification d'au moins un moteur dit régulé en N2 parmi lesdits au moins deux moteurs, ledit au moins un moteur régulé en N2 étant identifié comme un moteur alimenté en carburant avec un débit de carburant régulé en fonction de la vitesse de rotation N2 d'au moins un premier arbre de sortie dudit au moins un moteur régulé en N2 et fourni par au moins un premier doseur de carburant piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par au moins un premier système de régulation dépendant de la vitesse de rotation N2 dudit au moins un premier arbre de sortie,
    • identification d'un moteur dit non régulé en N2' parmi lesdits au moins deux moteurs, le moteur non régulé en N2' étant identifié comme un moteur alimenté en carburant avec un débit de carburant non régulé en fonction de la vitesse de rotation N2' d'un second arbre de sortie du moteur non régulé en N2' et fourni par un second doseur de carburant étant soit non régulé, soit piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par au moins un second système de régulation indépendant de la vitesse de rotation N2' du second arbre de sortie,
    • détermination d'au moins une première limite de couple d'entrée admissible pour au moins un premier accouplement du système de transmission relié audit au moins un premier arbre de sortie ,
    • détermination d'une seconde limite de couple d'entrée admissible pour un second accouplement du système de transmission relié au second arbre de sortie,
    • détermination d'un premier couple courant de fonctionnement transmis par ledit second arbre de sortie au second accouplement du système de transmission,
    • détermination d'au moins une limite de couple combinée résiduelle admissible pour au moins un organe d'un combinateur du système de transmission, ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle étant calculée selon la formule : CR 1 = Cadm − C 1 ∗ Z où Cadm est une limite de couple combinée admissible pour ledit au moins un organe du combinateur, C1 est le premier couple courant de fonctionnement transmis par le second arbre de sortie au second accouplement du système de transmission, et
      Z un coefficient de réduction entre une vitesse de rotation du second accouplement et une vitesse de rotation dudit au moins un organe du combinateur,
    • identification d'une limite critique de couple comme étant la plus petite des valeurs parmi lesdites au moins une première limite de couple d'entrée, seconde limite de couple d'entré et au moins une limite de couple combinée résiduelle,
    • génération d'une limite de consigne de commande dudit au moins un premier système de régulation, la limite de consigne de commande étant générée en fonction de ladite limite critique de couple.
  • L'étape d'identification d'un moteur non régulé en N2' peut être mise en œuvre de différentes manières. Par exemple, sur un aéronef ayant des moteurs identiques devant fonctionner de la même manière, cette étape peut comporter une détection d'un fonctionnement asymétrique des moteurs en détectant éventuellement un dépassement d'un écart prédéterminé entre un premier débit carburant fourni par un premier doseur de carburant alimentant en carburant un moteur et un second débit carburant fourni par un second doseur de carburant alimentant en carburant un autre moteur.
  • Selon un autre exemple, un moteur non régulé en N2' peut être identifié lorsque le débit de carburant admis par son doseur de carburant est constant dans un intervalle de temps ou varie en suivant un paramètre de régulation différent de la vitesse de rotation N2' du second arbre de sortie.
  • Selon un autre exemple, un moteur non régulé en N2' peut être identifié lorsque le débit de carburant admis par son doseur de carburant, et donc la position du doseur, ne correspond pas à une consigne de dédit ou de position du doseur qu'il reçoit.
  • Une telle étape d'identification d'un moteur non régulé en N2' peut être mise en en œuvre au moyen d'un système de contrôle relié par voie filaire ou non filaire à un ou plusieurs systèmes de régulation comportant un ou des calculateurs moteurs, tels des FADEC, gérant les consignes de débit de carburant de chaque moteur. Un contrôleur du système de contrôle peut ainsi identifier les moteurs régulés en N2 et les moteurs non régulés en N2'.
  • En outre, chaque moteur régulé en N2 peut être identifié lorsque le débit de carburant correspondant est variable dans un intervalle de temps prédéterminé en suivant un paramètre de régulation dépendant de la vitesse de rotation N2 de chaque premier arbre de sortie.
  • Par ailleurs, les étapes de détermination des première et seconde limites de couple d'entrée peuvent être mise en œuvre par des calculs, essais ou simulations préalablement à un vol du giravion. Les première et seconde limites de couple d'entrée sont alors transmises et mémorisées par le système de contrôle dans le giravion.
  • L'étape de détermination d'un premier couple courant peut être mise en œuvre par le système de contrôle, par exemple, par une mesure de couple effectuée sur les arbres d'entrée du système de transmission au moyen de senseurs tels que des couplemètres ou encore à partir d'une information de puissance et de vitesse de rotation transmises par des calculateurs moteurs de chacun des moteurs régulés en N2 et non régulés en N2'.
  • En outre, les valeurs de limite de couple admissible Cadm et de coefficient de réduction Z peuvent être déterminées par des tests au sol, des essais en vol ou encore par des simulations.
  • Les valeurs de limite de couple admissible Cadm et de coefficient de réduction Z peuvent ainsi être mémorisées préalablement à une mission du giravion dans au moins une mémoire embarquée dans le giravion.
  • L'étape de détermination d'au moins une limite de couple combinée résiduelle est quant à elle mise en œuvre en vol après avoir identifié un moteur non régulé en N2'. En effet, le contrôleur du système de contrôle peut calculer la ou les limites de couple combinées résiduelles à partir d'une part d'au moins une limite de couple combinée admissible du ou des organes d'un combinateur du système de transmission et d'autre part du premier couple courant de fonctionnement transmis par le moteur non régulé en N2'.
  • Ladite limite de couple combinée admissible pour un organe respectif du combinateur peut être quant à elle déterminée par des calculs, essais ou simulations préalablement à un vol du giravion. La ou les limites de couple combinées admissibles sont donc des valeurs prédéterminées transmises et mémorisées dans une mémoire du système de contrôle dans le giravion.
  • Le contrôleur du système de contrôle identifie alors la limite critique de couple en comparant les valeurs desdites au moins une première limite de couple d'entrée, seconde limite de couple d'entrée et au moins une limite de couple combinée résiduelle.
  • En fonction de cette limite critique de couple, l'étape de génération d'une limite de consigne de commande dudit au moins un premier système de régulation permet de contrôler sans intervention du pilote, voire de limiter, la puissance totale transmise conjointement par les moteurs, régulés en N2 et non régulés en N2', au système de transmission pour éviter le dépassement d'une limite de couple d'entrée ou d'une limite de couple combinée. Cette limitation de la puissance transmise au système de transmission peut notamment être effectuée manuellement par un pilote du giravion ou automatiquement par système de pilotage automatique pour respecter la limite de consigne de commande du ou des premiers système de régulation.
  • Un tel procédé de contrôle permet ainsi de protéger les organes d'un système de transmission, et notamment en limitant le couple transmis par des moteurs à une chaîne de transmission de puissance, dans le cas d'une absence de régulation d'un des moteurs.
  • Par ailleurs, chacune des première et seconde limites de couple d'entrée peut être définie pour une durée maximale d'utilisation de la limite correspondant à un régime de fonctionnement particulier. Plusieurs premières limites de couple d'entrée d'un premier accouplement peuvent alors former un premier ensemble de limites de couple d'entrée et plusieurs secondes limites de couple d'entrée d'un second accouplement peuvent alors former un second ensemble de limites de couple d'entrée.
  • Par suite, chacune des limites de couple combinée résiduelle peut également être définie pour une durée maximale d'utilisation de la limite correspondant à un régime de fonctionnement particulier. Plusieurs limites de couple combinées résiduelles d'un organe du combinateur peuvent alors former un ensemble de limites de couple combinées résiduelles.
  • En outre, la limite de couple combinée résiduelle d'un ensemble correspondant à un régime de fonctionnement est comparée avec les limites de couple d'entrée du premier ensemble et du second ensemble correspondant à ce même régime de fonctionnement.
  • Autrement dit, le procédé de contrôle peut mettre en œuvre simultanément ou séquentiellement plusieurs identifications d'une limite critique de couple pour plusieurs régimes de fonctionnement.
  • En pratique, préalablement à l'identification d'un moteur non régulé en N2' le moteur non régulé en N2' peut être initialement un moteur régulé en N2' qui est alimenté en carburant avec un débit de carburant régulé fourni par le second doseur de carburant piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par un second système de régulation.
  • En d'autres termes, l'identification d'un moteur non régulé en N2' peut être effectuée en vol et faire suite à une commande réalisée volontairement par le pilote par exemple à des fins d'entraînement au pilotage. L'identification d'un moteur non régulé en N2' peut également être réalisée en vol et faire suite à un problème technique.
  • En pratique, l'identification d'un moteur non régulé en N2' peut être une identification une défaillance du second système de régulation.
  • Une telle défaillance peut par exemple consister en une panne survenue au niveau d'une des cartes électroniques du second système de régulation et peut être détectée en identifiant une incohérence entre des données d'entrée. Comme précédemment indiqué cette défaillance du second système de régulation peut en effet être identifiée lorsque le débit de carburant admis par un doseur de carburant ne cherche pas à se rapprocher de la consigne de débit reçue.
  • Selon un autre aspect avantageux, la limite de consigne de commande peut être générée pour qu'un second couple courant de fonctionnement transmis par le au moins un premier arbre de sortie audit au moins un premier accouplement du système de transmission soit maintenu égal ou inférieur à la limite critique de couple.
  • En outre, le respect la limite de consigne de commande peut être mis en œuvre en commandant une réduction de la consigne de commande d'un ou plusieurs systèmes de régulation ou en commandant une réduction d'un pas collectif des pales d'un rotor de sustentation à l'aide d'un levier de pas collectif. En effet, une telle réduction du pas collectif des pales permet de réduire la puissance nécessaire à l'entraînement en rotation du rotor à une vitesse de rotation prédéterminée fonction du régime de fonctionnement courant.
  • Par ailleurs, lorsque la limite critique de couple est une desdites au moins une première limite de couple d'entrée et seconde limite de couple d'entrée, ledit au moins un premier système de régulation peut réguler le débit de carburant fourni par ledit au moins un premier doseur de carburant en fonction d'une première consigne de vitesse de rotation Nrref1 d'au moins un rotor de sustentation.
  • En pratique, cette première consigne de vitesse de rotation Nrref1 peut être égale à une valeur de référence prédéterminée ou calculée à partir d'une valeur de référence prédéterminée et par exemple être égale à 105% d'une valeur de référence prédéterminée. Une telle première consigne de vitesse de rotation peut correspondre à un ou des premiers régimes de fonctionnement du giravion dans lequel un moteur parmi tous les moteurs n'est pas apte à transmettre un couple moteur au rotor.
  • En outre, la première consigne de vitesse de rotation Nrref1 peut être déterminée par des tests au sol, des essais en vol ou encore par des simulations.
  • Cette première consigne de vitesse de rotation Nrref1 peut ainsi être mémorisée préalablement à une mission du giravion dans au moins une mémoire embarquée dans le giravion.
  • En revanche, lorsque la limite critique de couple est ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle, ledit au moins un premier système de régulation peut réguler le débit de carburant fourni par ledit au moins un premier doseur de carburant en fonction d'une seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 dudit au moins un rotor de sustentation, la seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 étant inférieure à la première consigne de vitesse de rotation Nrref1.
  • Dans ce cas, cette seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 peut être égale à une valeur de référence prédéterminée ou calculée à partir d'une valeur de référence prédéterminée et par exemple être égale à 100% d'une valeur de référence prédéterminée. Cette seconde consigne de vitesse de rotation peut correspondre à un ou des seconds régimes de fonctionnement du giravion dans lequel tous les moteurs sont aptes à transmettre un couple moteur au rotor de sustentation.
  • En outre, cette seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 peut également être déterminée par des tests au sol, des essais en vol ou encore par des simulations.
  • Cette seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 peut ainsi être mémorisée préalablement à une mission du giravion dans au moins une mémoire embarquée dans le giravion.
  • En outre, le procédé de contrôle peut comprendre un affichage d'informations utiles au pilotage sur un afficheur agencé dans le giravion ou en dehors du giravion.
  • Selon une première alternative, lorsque la limite critique de couple est une desdites au moins une première limite de couple d'entrée et seconde limite de couple d'entrée, le procédé peut comporter les étapes suivantes :
    • génération d'une information représentative d'un premier régime de fonctionnement, et
    • affichage sur un afficheur d'au moins un premier indicateur de limite correspondant au premier régime de fonctionnement.
  • Un tel au moins un premier indicateur de limite peut alors par exemple comporter un index en regard d'une échelle graduée. L'index est alors représentatif d'une valeur courante de couple moteur transmis par les moteurs. Un tel index peut ainsi se déplacer relativement par rapport à l'échelle par exemple en fonction des conditions de vol et des manœuvres réalisées par le giravion.
  • En pratique, une valeur de la limite critique de couple peut être affectée à un premier indicateur de limite parmi lesdits au moins un premier indicateur de limite.
  • Ainsi, un repère de l'échelle graduée du premier indicateur de limite OEI peut être représentatif de cette valeur courante de ladite d'au moins une limite critique de couple. Un tel repère constitue alors une valeur de seuil à ne pas franchir pour respecter un niveau de sollicitation prédéterminé du ou des moteurs en fonctionnement pendant une durée de vol maximale.
  • En outre, plusieurs repères de l'échelle graduée peuvent être affichés simultanément et peuvent représenter différentes valeurs de seuil à ne pas franchir pour respecter différents niveaux de sollicitation selon ce premier régime de fonctionnement. Chaque niveau de sollicitation prédéterminé peut correspondre alors à une durée d'utilisation maximale prédéterminée de la limite correspondante.
  • Selon une seconde alternative, lorsque la limite critique de couple est la limite de couple combinée résiduelle, le procédé peut comporter les étapes suivantes :
    • génération d'une information représentative d'un second régime de fonctionnement, et
    • affichage sur un afficheur d'au moins un second indicateur de limite correspondant au second régime de fonctionnement.
  • Comme précédemment dans le premier régime de fonctionnement, un tel au moins un second indicateur de limite peut alors par exemple comporter un index et une échelle graduée. L'index est alors représentatif d'une valeur courante de couple transmis par les moteurs.
  • En pratique, la ou les valeurs de ladite d'au moins une limite critique de couple ne sont dans ce cas pas affectées audit au moins un second indicateur de limite.
  • Avantageusement, le procédé peut comporter les étapes suivantes :
    • détermination préliminaire de valeurs de seuil desdits au moins un premier indicateur de limite au moins un second indicateur de limite, et
    • mémorisation des valeurs de seuil dans au moins une mémoire.
  • Autrement dit, les valeurs de seuil desdits au moins un premier indicateur de limite et au moins un second indicateur de limite peuvent être déterminées en amont d'une mission du giravion par exemple par des tests sur banc, par des essais en vol ou encore par simulation.
  • Le système de contrôle comporte alors une mémoire permettant de stocker les différentes valeurs de seuil desdits au moins un premier indicateur de limite et au moins un second indicateur de limite.
  • Une telle mémoire est alors avantageusement embarquée dans le giravion.
  • Selon un autre exemple de réalisation avantageux, le giravion comportant un système de pilotage automatique et au moins un rotor de sustentation muni de pales, le procédé peut comporter un calcul d'une marge de pas collectif applicable aux pales et un contrôle d'un pas collectif des pales pour piloter automatiquement le giravion en respectant ladite au moins une limite critique de couple.
  • En d'autres termes, le système de contrôle peut être relié à un système de pilotage automatique du giravion permettant de le piloter selon quatre axes tels un axe de roulis, un axe de tangage, un axe de lacet et un axe de pas collectif. Le contrôleur du système de contrôle peut alors générer et transmettre au système de pilotage automatique une ou des marges de puissance ou encore directement des marges de pas collectif applicables aux pales. Le système de contrôle peut également transmettre au système de pilotage automatique soit une information représentative du premier régime de fonctionnement desdits au moins deux moteurs, soit une information représentative du second régime de fonctionnement courant desdits au moins deux moteurs.
  • La présente invention a également pour objet un giravion comportant au moins deux moteurs à combustion, au moins un système de régulation et un système de transmission, lesdits au moins deux moteurs étant reliés mécaniquement au système de transmission respectivement par au moins deux accouplements.
  • Un tel giravion est remarquable en ce qu'il comporte un système de contrôle configuré pour mettre en œuvre le procédé de contrôle précité.
  • Un tel système de contrôle est alors intégré au giravion et constitue à ce titre un équipement du giravion. Le système de contrôle peut alors être relié à un dispositif de gestion de vol du giravion et à un système de pilotage automatique.
  • Un tel système de contrôle peut notamment comporter un calculateur et une mémoire.
  • La présente invention a aussi pour objet un programme d'ordinateur comprenant des instructions qui, lorsque le programme est exécuté par le système de contrôle du giravion précédemment décrit, conduisent à mettre en œuvre le procédé de contrôle précité.
  • Le programme d'ordinateur est par exemple exécuté par un ordinateur ou un calculateur, comprenant au moins un processeur, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, et une mémoire, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l'expression « ordinateur » ou « calculateur ».
  • La mémoire permet de stocker le programme d'ordinateur ainsi que différentes informations utilisées par le programme d'ordinateur, à savoir les consignes de commande à transmettre auxdits actionneurs, la valeur courante d'un premier couple courant de fonctionnement transmis par le second arbre de sortie au second accouplement du système de transmission, des première et seconde limites de couple d'entrée admissibles pour au moins un premier accouplement et un second accouplement du système de transmission, de la ou des limites de couple combinées résiduelles admissibles pour au moins un organe d'un combinateur du système de transmission et de la limite critique de couple.
  • Une telle mémoire permet également de stocker l'information représentative du premier régime de fonctionnement ou l'information représentative du second mode de fonctionnement.
  • L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
    • la figure 1, un schéma en vue de côté d'un giravion conforme à l'invention,
    • la figure 2, un logigramme illustrant un procédé de contrôle conforme à l'invention,
    • la figure 3, un logigramme illustrant une première variante du procédé de contrôle conforme à l'invention, et
    • la figure 4, un logigramme illustrant une deuxième variante du procédé de contrôle conforme à l'invention.
  • Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence.
  • Comme déjà évoqué, l'invention concerne un procédé de contrôle d'un giravion.
  • Tel que représenté à la figure 1, un tel giravion 1 comporte au moins deux moteurs 2, 3 à combustion, dont un premier moteur 2 et un deuxième moteur 3. Les moteurs 2, 3 sont aptes à transmettre chacun un couple moteur, via un système de transmission 4, à au moins un rotor de sustentation 16 assurant au moins une sustentation dans l'air du giravion 1. Les moteurs 2, 3 sont ainsi connectés au système de transmission 4 qui est connecté à au moins un rotor de sustentation 16 muni de pales 17.
  • Le système de transmission 4 comporte au moins un premier accouplement 25 connecté avec au moins un premier arbre de sortie 5 du premier moteur 2 et un second accouplement 26 connecté avec un second arbre de sortie 6 du second moteur 3 et au moins un arbre de sortie 18 relié au rotor de sustentation 16.
  • Le système de transmission 4 comporte plusieurs organes internes tels des engrenages, des étages de réduction de vitesse et au moins un combinateur 7 par exemple.
  • En outre, un tel giravion 1 comporte également au moins un premier système de régulation 12 permettant de réguler l'admission de carburant du premier moteur 2. Eventuellement, le giravion 1 peut comporter un second système de régulation 13 permettant de modifier l'admission en carburant du second moteur 3.
  • Par ailleurs, le premier moteur 2 est alimenté en carburant par un premier doseur de carburant 22 contrôlé par le premier système de régulation 12. Le premier moteur 2 est ainsi désigné par la suite comme étant un moteur régulé en N2 correspondant à la vitesse de rotation N2 du premier arbre de sortie 5. Le premier doseur de carburant 22 est alors apte à modifier un débit de carburant transmis au moteur 2 régulé en N2 en fonction d'une consigne de position ou de débit transmise par le premier système de régulation 12.
  • Par ailleurs, le second moteur 3 peut être alimenté en carburant par un second doseur de carburant 23 contrôlé par un second système de régulation 13 dont la régulation n'est pas en N2' correspondant à la vitesse de rotation N2' du second arbre de sortie 6, ou alors sans être contrôlé par le second système de régulation 13 lorsqu'il est en panne ou se bloque. Le second moteur 3 peut alternativement ne pas être régulé en N2'. Le second moteur 3 peut ainsi être désigné par la suite comme étant un moteur non régulé en N2' dans le cadre du procédé de l'invention.
  • Le procédé de contrôle selon l'invention est alors mis en œuvre par un système de contrôle 10 relié par voie filaire ou non filaire au moins au premier système de régulation 12, voire également au second système de régulation 13 lorsque ce dernier est présent. Un tel système de contrôle 10 peut comprendre, par exemple, un contrôleur 11 comprenant un ou plusieurs senseurs, un ou plusieurs calculateurs et au moins une mémoire 14, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l'expression « système de contrôle ». Le terme calculateur peut désigner aussi bien un processeur, une unité centrale de traitement connue sous l'acronyme CPU, une unité graphique de traitement GPU, une unité digitale connue sous l'acronyme DSP, un microcontrôleur...
  • En outre, la mémoire 14 peut permettre de stocker un programme d'ordinateur mettant en œuvre le procédé de contrôle selon l'invention.
  • Par ailleurs, le contrôleur 11 du système de contrôle 10 est configuré pour déterminer si un moteur est un moteur régulé en N2 ou non régulé en N2'.
  • Tel que représenté aux figures 2 à 4, le procédé de contrôle 30, 40 comporte alors une identification 31, 41, par le contrôleur 11, d'un moteur régulé en N2 2 parmi les au moins deux moteurs 2, 3 et une identification 32, 42, par le contrôleur 11, d'un moteur non régulé en N2' 3 parmi les au moins deux moteurs 2, 3.
  • En outre comme précédemment indiqué, le moteur non régulé en N2' peut être un moteur configuré pour ne pas être régulé en N2' ou un moteur initialement régulé en N2'. Hors cas de panne, ce moteur est donc alimenté en carburant avec un débit de carburant régulé en N2' fourni par le second doseur de carburant 23 piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par le second système de régulation 13. L'identification 32 d'un moteur non régulé en N2' 3 peut ainsi être mise en œuvre en identifiant une défaillance du second système de régulation 13.
  • Une fois le ou les moteurs régulés en N2 2 et le moteur non régulé en N2' 3 identifiés, le procédé de contrôle 30, 40 comporte une détermination 33, 43 d'au moins une première limite de couple d'entrée E1 admissible pour le ou les premiers accouplements 25 du système de transmission 4 et une détermination 34, 44 d'une seconde limite de couple d'entrée E2 admissible pour le second accouplement 26 du système de transmission 4.
  • La ou les premières limites de couple d'entrée E1 et la seconde limite de couple d'entrée E2 admissibles peuvent être déterminées préliminairement à une mission courante du giravion 1 par des essais en vol, des tests sur banc ou des simulations. Ces première et seconde limites de couple d'entrée E1, E2 peuvent alors être stockées dans la mémoire 14 du système de contrôle 10.
  • Un tel procédé de contrôle 30, 40 comporte ensuite une détermination 35, 45 d'un premier couple courant de fonctionnement C1 transmis par le second arbre de sortie 6 au second accouplement 26
  • Un tel premier couple courant de fonctionnement C1 peut notamment être déterminé par un calcul réalisé par le contrôleur 11 du système de contrôle 10 à partir d'une puissance courante délivrée par le moteur non régulé en N2' 3 et d'une vitesse de rotation du second arbre de sortie 6.
  • Un tel premier couple courant de fonctionnement C1 peut également être mesuré par des capteurs de couple. Par capteur, on entend ici un capteur physique capable de mesurer directement le paramètre en question, en l'occurrence le premier couple courant de fonctionnement, mais aussi un système pouvant comprendre un ou plusieurs capteur(s) physique(s) ainsi que des moyens de traitement du signal permettant de fournir une estimation du paramètre en question à partir des mesures fournies par ces capteurs physiques.
  • Par ailleurs, le procédé de contrôle 30, 40 comporte une détermination 34, 44 d'au moins une limite de couple combinée résiduelle CR1 admissible pour au moins un organe du combinateur 7 du système de transmission 4. Une telle au moins une limite de couple combinée résiduelle CR1 est en outre calculée par le contrôleur 11 du système de contrôle 10 en fonction du premier couple courant de fonctionnement C1 transmis par le second arbre 6 du moteur non régulé en N2' 3.
  • Une limite de couple combinée résiduelle CR1 est ainsi égale à la différence entre une limite de couple combinée admissible Cadm pour un organe du combinateur 7 et le produit entre le premier couple courant de fonctionnement C1 et un coefficient de réduction Z entre une vitesse de rotation du second accouplement 26 et une vitesse de rotation de l'organe du combinateur 7.
  • En outre, cette limite de couple admissible Cadm peut être déterminée préliminairement à une mission courante du giravion 1 par des essais en vol, des tests sur banc ou des simulations. Cette limite de couple admissible Cadm peut également être stockée dans la mémoire 14 du système de contrôle 10.
  • Le procédé de contrôle 30, 40 comporte alors une identification 37, 47 par le contrôleur 11 du système de contrôle 10 d'au moins une limite critique de couple CC1. Une telle limite critique de couple CC1 est alors identifiée comme étant la plus petite des valeurs parmi la ou les premières limites de couple d'entrée E1, la seconde limite de couple d'entrée E2 et la ou les limites de couple combinées résiduelles CR1.
  • Le procédé de contrôle 30, 40 comporte enfin une génération 38, 48 d'une limite de consigne de commande COM du ou des premiers systèmes de régulation 22 pour le ou les moteurs 2 régulés en N2. Une telle limite de consigne de commande COM est alors générée par le contrôleur 11 du système de contrôle 10 en fonction de ladite au moins une limite critique de couple CC1. Cette étape de génération 38 de la limite de consigne de commande COM du ou des premier systèmes de régulation 22 permet en effet de limiter automatiquement la puissance totale transmise conjointement par les moteurs 2 et 3, au système de transmission 4 pour éviter le dépassement d'une limite de couple d'entrée E1, E2 ou d'une limite de couple combinée résiduelles CR1.
  • Le système de contrôle 10 peut ainsi limiter la consigne de commande COM afin de respecter cette au moins une limite critique de couple CC1.
  • En outre, lorsque la limite critique de couple CC1 est une desdites au moins une première limite de couple d'entrée E1 et seconde limite de couple d'entrée E2, ledit au moins un premier système de régulation 12 peut réguler le débit de carburant fourni par le premier doseur de carburant 22 associé en fonction d'une première consigne de vitesse de rotation Nrref1 d'au moins un rotor de sustentation 16 du giravion 1. Une telle première consigne de vitesse de rotation Nrref1 peut par ailleurs correspondre à une vitesse de rotation nominale du ou des rotors de sustentation 16 ou être calculée à partir de la vitesse de rotation nominale en étant égale par exemple à 105% de la vitesse de rotation nominale. Cette première consigne de vitesse de rotation Nrref1 est en outre par exemple utilisée lorsque l'un des moteurs 2 ou 3 ne transmet pas de couple moteur à l'un des premier et second arbres d'entrée 5, 6.
  • En revanche, lorsque la limite critique de couple CC1 est ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle CR1, ledit au moins un premier système de régulation 12 peut réguler le débit de carburant fourni par ledit au moins un premier doseur de carburant 22 en fonction d'une seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 du ou des rotors de sustentation 16, la seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 étant inférieure à la première consigne de vitesse de rotation Nrref1.
  • Une telle seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 peut quant à elle correspondre à une vitesse de rotation égale à 100% de la vitesse de rotation nominale du ou des rotors de sustentation 16. Cette seconde consigne de vitesse de rotation Nrref2 peut être utilisée lorsque chacun des moteurs 2 et 3 transmet un couple moteur respectivement aux premier et second arbres d'entrée 5, 6.
  • Le système de contrôle 10 peut alors limiter la puissance délivrée par le ou les moteurs 2 régulés en N2 selon la limite critique de couple CC1.
  • Tel que représenté à la figure 3, lorsque ladite d'au moins une limite critique de couple CC1 est une desdites au moins une première ou seconde limites de couple d'entrée E1, E2, le procédé 30 peut comporter une génération 391 d'une information KOEI représentative d'un fonctionnement asymétrique, dit OEI, desdits au moins deux moteurs 2, 3.
  • Dans ce cas, le procédé 30 comporte alors un affichage 392 sur un afficheur 8 d'au moins un indicateur de limite OEI 9 correspondant au fonctionnement asymétrique OEI.
  • Un tel afficheur 8 est par exemple formé par un écran équipant un tableau de bord d'un cockpit du giravion 1 ou encore par un système d'affichage tête haute porté par un pilote et agencé par exemple sur un casque ou des lunettes.
  • Dans ce cas l'afficheur 8 est alors relié par voie filaire ou non filaire au système de contrôle 10 et peut afficher une valeur de la limite critique de couple CC1 sur l'indicateur de limite OEI 9 conformément à un fonctionnement asymétrique OEI des moteurs 2, 3.
  • Selon un autre exemple de réalisation, un tel afficheur 8 peut également être déporté en dehors du giravion 1 par exemple lorsque celui-ci est piloté à distance.
  • Tel que représenté à la figure 4, lorsque ladite d'au moins une limite critique de couple CC1 est ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle CR1, un tel procédé 40 peut alors comporter une génération 491 d'une information KAEO représentative d'un fonctionnement symétrique, dit AEO, desdits au moins deux moteurs 2, 3, et un affichage 48 sur l'afficheur 8 d'au moins un indicateur de limite AEO 19 correspondant au fonctionnement symétrique AEO.
  • En outre, tel que représenté aux figures 3 et 4, le procédé de contrôle 30, 40 peut comporter une détermination préliminaire 300, 400 de valeurs de seuil SAEO, SOEI desdits au moins un indicateur de limite AEO 19 et au moins un indicateur de limite OEI 9.
  • Par ailleurs, le procédé de contrôle 30, 40 peut comporter mémorisation 301, 401 des valeurs de seuil SAEO, SOEI desdits au moins un indicateur de limite AEO 19 et au moins un indicateur de limite OEI 9.
  • En outre, le giravion 1 peut également comporter un système de pilotage automatique 15, qui a la capacité d'agir sur le pas collectif des pales du ou des rotors de sustentation 16. Un tel système de pilotage automatique 15 est alors relié par voie filaire ou non filaire au système de contrôle 10.
  • Le procédé 30, 40 peut alors comporter un calcul 393, 493 des marges de pas collectif MPC applicables auxdites pales 17. Le calcul 393, 493 peut être mis en œuvre par le système de contrôle 10 qui le transmet au système de pilotage automatique 15.
  • Le procédé 30, 40 peut alors comporter un contrôle 394, 494 d'un pas collectif PC des pales 17 pour piloter automatiquement le giravion 1 en respectant ladite au moins une limite critique de couple CC1.
  • Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.

Claims (13)

  1. Procédé de contrôle (30, 40) d'un giravion (1), ledit giravion (1) comportant au moins deux moteurs (2, 3) à combustion, au moins un système de régulation (12, 13) et un système de transmission (4), lesdits au moins deux moteurs (2, 3) étant reliés mécaniquement audit système de transmission (4) respectivement par au moins deux accouplements (25, 26),
    caractérisé en ce que le procédé de contrôle (30, 40) comporte au moins les étapes suivantes :
    - identification (31, 41) d'au moins un moteur dit régulé en N2 (2) parmi lesdits au moins deux moteurs (2, 3), ledit au moins un moteur régulé en N2 (2) étant identifié comme un moteur alimenté en carburant avec un débit de carburant régulé en fonction de la vitesse de rotation N2 d'au moins un premier arbre de sortie (5) dudit au moins un moteur régulé en N2 et fourni par au moins un premier doseur de carburant (22) piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par au moins un premier système de régulation (12) dépendant de la vitesse de rotation N2 dudit au moins un premier arbre de sortie (5),
    - identification (32, 42) d'un moteur dit non régulé en N2' (3) parmi lesdits au moins deux moteurs (2, 3), ledit moteur non régulé en N2' (3) étant identifié comme un moteur alimenté en carburant avec un débit de carburant non régulé en fonction de la vitesse de rotation N2' d'un second arbre de sortie (6) et fourni par un second doseur de carburant (23) étant soit non régulé, soit piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par au moins un second système de régulation (13) indépendant de la vitesse de rotation N2' dudit second arbre de sortie (6),
    - détermination (33, 43) d'au moins une première limite de couple d'entrée (E1) admissible pour au moins un premier accouplement (25) dudit système de transmission (4) relié audit au moins un premier arbre de sortie (5),
    - détermination (34, 44) d'une seconde limite de couple d'entrée (E2) admissible pour un second accouplement (26) dudit système de transmission (4) relié audit second arbre de sortie (6),
    - détermination (35, 45) d'un premier couple courant de fonctionnement (C1) transmis par ledit second arbre de sortie (6) audit second accouplement (26) dudit système de transmission (4),
    - détermination (36, 46) d'au moins une limite de couple combinée résiduelle (CR1) admissible pour au moins un organe d'un combinateur (7) dudit système de transmission (4), ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle (CR1) étant calculée selon la formule : CR 1 = Cadm − C 1 ∗ Z
    où Cadm est une limite de couple combinée admissible pour ledit au moins un organe dudit combinateur (7),
    C1 est ledit premier couple courant de fonctionnement transmis par ledit second arbre de sortie (6) audit second accouplement (26) dudit système de transmission, et
    Z un coefficient de réduction entre une vitesse de rotation dudit second accouplement (26) et une vitesse de rotation dudit au moins un organe dudit combinateur (7),
    - identification (37, 47) d'une limite critique de couple (CC1) comme étant la plus petite des valeurs parmi lesdites au moins une première limite de couple d'entrée (E1), seconde limite de couple d'entrée (E2) et au moins une limite de couple combinée résiduelle (CR1),
    - génération (38, 48) d'une limite de consigne de commande (COM) dudit au moins un premier système de régulation (12), ladite limite de consigne de commande (COM) étant générée en fonction de ladite limite critique de couple (CC1).
  2. Procédé de contrôle selon la revendication 1,
    caractérisé en ce que, préalablement à ladite identification (32) d'un moteur non régulé en N2' (3), ledit moteur non régulé en N2' (3) est initialement un moteur régulé en N2' qui est alimenté en carburant avec un débit de carburant régulé en N2' fourni par ledit second doseur de carburant (23) piloté en fonction d'une consigne de débit transmise par un second système de régulation (13).
  3. Procédé de contrôle selon la revendication 2,
    caractérisé en ce que ladite identification (32) d'un moteur non régulé en N2' (3) est une identification d'une défaillance dudit second système de régulation (13).
  4. Procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
    caractérisé en ce que ladite limite de consigne de commande (COM) est générée pour qu'un second couple courant de fonctionnement (C2) transmis par ledit au moins un premier arbre de sortie (5) audit au moins un premier accouplement (25) dudit système de transmission (4) soit maintenu égal ou inférieur à ladite limite critique de couple (CC1).
  5. Procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
    caractérisé en ce que, lorsque ladite limite critique de couple (CC1) est une desdites au moins une première limite de couple d'entrée (E1) et seconde limite de couple d'entrée (E2), ledit au moins un premier système de régulation (12) régule le débit de carburant fourni par ledit au moins un premier doseur de carburant (22) en fonction d'une première consigne de vitesse de rotation (Nrref1) d'au moins un rotor de sustentation (16) dudit giravion (1).
  6. Procédé de contrôle selon la revendication 5,
    caractérisé en ce que, lorsque ladite limite critique de couple (CC1) est ladite au moins une limite de couple combinée résiduelle (CR1), ledit au moins un premier système de régulation (12) régule le débit de carburant fourni par ledit au moins un premier doseur de carburant (22) en fonction d'une seconde consigne de vitesse de rotation (Nrref2) dudit au moins un rotor de sustentation (16) dudit giravion (1), ladite seconde consigne de vitesse de rotation (Nrref2) étant inférieure à ladite première consigne de vitesse de rotation (Nrref1).
  7. Procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
    caractérisé en ce que, lorsque ladite limite critique de couple (CC1) est une desdites au moins une première limite de couple d'entrée (E1) et seconde limite de couple d'entrée (E2), ledit procédé (30) comporte les étapes suivantes :
    - génération (391) d'une information (KOEI) représentative d'un premier régime de fonctionnement (OEI) , et
    - affichage (392) sur un afficheur (8) d'au moins un premier indicateur de limite (91, 92) correspondant audit premier régime de fonctionnement (OEI).
  8. Procédé de contrôle selon la revendication 7,
    caractérisé en ce qu'une valeur de ladite limite critique de couple (CC1) est affectée à un premier indicateur de limite (91) parmi ledit au moins un premier indicateur de limite (91, 92).
  9. Procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
    caractérisé en ce que, lorsque ladite limite critique de couple (CC1) est ladite limite de couple combinée résiduelle (CR1), ledit procédé (40) peut comporter les étapes suivantes :
    - génération (491) d'une information (KAEO) représentative d'un second régime de fonctionnement (AEO), et
    - affichage (492) sur un afficheur (8) d'au moins un second indicateur de limite (191, 192) correspondant audit second régime fonctionnement (AEO).
  10. Procédé de contrôle selon les revendications 7 et 9,
    caractérisé en ce que ledit procédé (30, 40) comporte les étapes suivantes :
    - détermination préliminaire (300, 400) de valeurs de seuil (SAEO, SOEI) desdits au moins un premier indicateur de limite (9) et d'au moins un second indicateur de limite (19), et
    - mémorisation (301, 401) desdites valeurs de seuil (SAEO, SOEI) dans au moins une mémoire (14).
  11. Procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 10,
    caractérisé en ce que, ledit giravion (1) comportant un système de pilotage automatique (15) et au moins un rotor de sustentation (16) muni de pales (17), ledit procédé (30, 40) comporte un calcul (393, 493) d'une marge de pas collectif (MPC) applicable auxdites pales (17) et un contrôle (394, 494) d'un pas collectif (PC) desdites pales (17) pour piloter automatiquement ledit giravion (1) en respectant ladite au moins une limite critique de couple (CC1).
  12. Giravion (1) comportant au moins deux moteurs (2, 3) à combustion, au moins un système de régulation (13) et un système de transmission (4), lesdits au moins deux moteur (2, 3) étant reliés mécaniquement audit système de transmission (4) respectivement par au moins deux accouplements (25, 26),
    caractérisé en ce que ledit giravion (1) comporte un système de contrôle (10) configuré pour mettre en œuvre ledit procédé de contrôle (30, 40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 11.
  13. Programme d'ordinateur comprenant des instructions qui, lorsque ledit programme est exécuté par ledit système de contrôle (10) du giravion selon la revendication 12, conduisent à mettre en œuvre le procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 11.
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